XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: BL BAP 04 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0843 0.07320 0.05456 -0.0161 0.9998 1.0002 -2.750 -0.0879 0.07064 0.05231 -0.0155 0.9998 1.0002 -2.500 -0.0936 0.06799 0.04999 -0.0147 0.9998 1.0002 -2.250 -0.1003 0.06529 0.04757 -0.0140 0.9998 1.0002 -2.000 -0.0977 0.06275 0.04502 -0.0161 0.9998 1.0002 -1.750 -0.0658 0.06107 0.04246 -0.0247 0.9998 1.0002 -1.500 -0.0162 0.06081 0.04047 -0.0340 0.9998 1.0002 -1.250 0.0236 0.06113 0.03921 -0.0383 0.9998 1.0002 -1.000 0.0552 0.06158 0.03851 -0.0401 0.9998 1.0002 -0.750 0.0823 0.06213 0.03820 -0.0410 0.9998 1.0002 -0.500 0.1064 0.06282 0.03823 -0.0416 0.9998 1.0002 -0.250 0.1278 0.06368 0.03859 -0.0420 0.9998 1.0002 0.000 0.1464 0.06478 0.03928 -0.0424 0.9998 1.0002 0.250 0.1615 0.06620 0.04037 -0.0426 0.9998 1.0002 0.500 0.1728 0.06797 0.04184 -0.0428 0.9998 1.0002 0.750 0.1811 0.07005 0.04359 -0.0429 0.9998 1.0002 1.000 0.1882 0.07229 0.04546 -0.0431 0.9998 1.0002 1.250 0.1956 0.07456 0.04734 -0.0433 0.9998 1.0002 1.500 0.2040 0.07681 0.04921 -0.0436 0.9998 1.0002 1.750 0.2132 0.07902 0.05106 -0.0440 0.9998 1.0002 2.000 0.2231 0.08122 0.05290 -0.0445 0.9998 1.0002 2.250 0.2336 0.08342 0.05475 -0.0450 0.9998 1.0002 2.500 0.2445 0.08563 0.05664 -0.0456 0.9998 1.0002 2.750 0.2558 0.08785 0.05855 -0.0462 0.9998 1.0002 3.000 0.2674 0.09008 0.06050 -0.0469 0.9998 1.0002 3.250 0.2792 0.09233 0.06247 -0.0475 0.9998 1.0002 3.500 0.2911 0.09459 0.06448 -0.0483 0.9998 1.0002 3.750 0.3031 0.09688 0.06653 -0.0490 0.9998 1.0002 4.000 0.3152 0.09918 0.06860 -0.0498 0.9998 1.0002 4.250 0.3274 0.10150 0.07072 -0.0505 0.9998 1.0002 4.500 0.3396 0.10384 0.07287 -0.0513 0.9998 1.0002 4.750 0.3519 0.10621 0.07506 -0.0522 0.9998 1.0002 5.000 0.3642 0.10859 0.07728 -0.0530 0.9998 1.0002